某膨胀循环发动机推力室冷却结构流场仿真分析

为了研究某膨胀循环氢氧发动机推力室冷却结构流场分布特性,进行了单根冷却通道和完整冷却通道结构的三维CFD分析。仿真计算过程中,以单根通道模型的仿真结果作为完整通道结构模型流场仿真分析的边界条件之一,并考虑了材料物性参数随温度或压力的变化。分析结果表明:1)仿真预测的温升、压降与热试验实测值吻合,该推力室冷却通道流量相对偏差范围为-4.8%~6.6%,由此造成喉部气壁温的环向偏差为33 K;2)集合器管内流体的环向流动压差、法兰起分流或汇聚作用时拐弯效应形成的压力波动是造成冷却通道流量不均匀分布的主要原因,出口集合器内的压力分布对通道流量分布起主要作用;3)提高通道流量均匀性的措施可以从增大出口集合器管径或采用变管径设计、采用扩口型法兰并设置弧形导流片、集合器的进、出口法兰布置在同一环向位置等方面进行考虑。     

嫦娥三号推进系统在轨推进剂耗量计算方法

嫦娥三号推进系统推进剂剩余量是探测器每次变轨前需要确认的重要数据,液体推进剂剩余量计算误差会导致对嫦娥三号探测器质量估计错误,从而导致预期目标与变轨结果发生偏差,需要对轨道进行修正,导致在轨推进剂消耗量额外增大.因此,选择合理的在轨推进剂耗量计算方法是圆满完成嫦娥三号探测器飞行任务的保障。通过比较各种推进剂剩余量测量技术的测量精度、测量可靠性及使用成熟度,同时考虑嫦娥三号推进系统的实际产品配置情况和研制试验情况,嫦娥三号探测器在轨推进剂耗量计算采用加速度计法和薄记法进行综合估算.其中,轨道机动时主要采用加速度计法进行计算,其他时段主要采用薄记法进行计算。飞行试验数据分析表明,该方法有效且精度较高,可以推广应用于空间推进系统在轨推进剂耗量计算。     

大口径反射镜组件发射段环境的防振设计

主反射镜组件力学性能是相机结构设计的重点。文章介绍了反射镜组件的基本构型,分析了采用Bipod支撑结构的反射镜组件振动抑制的必要性。基于阻尼受迫振动模型微分方程,分析了频率比、阻尼比对随机振动传递率的影响,根据分析结果选择增大阻尼比作为反射镜组件振动抑制方案。对某1.8m口径反射镜组件进行了抑振设计,利用MSC Nastran软件进行了动力学分析,仿真结果显示,抑振后反射镜动力学响应值及振动应力有较大降低,证明抑振设计有效。文章设计的振动抑制解决方案也可为空间遥感器其他部组件的振动抑制设计提供借鉴。     

航天器技术状态基线与技术状态文件的应用探讨

技术状态基线和技术状态文件管理是航天器研制过程中技术状态管理的重要组成部分。文章总结了航天器技术状态基线和技术状态文件的分类;针对在航天器实际应用中存在的对技术状态基线和技术状态文件的理解和认识不统一问题,梳理了研制阶段与技术状态基线的对应关系,并以此为基础探讨和分析了功能、研制(分配)与生产(产品)三类基线的建立,功能技术状态文件、研制技术状态文件和生产技术状态文件的形成与组成,以及技术状态控制过程中形成的文件归类问题。结合某新研遥感卫星技术状态管理过程,进一步阐述了新研航天器开展的与技术状态基线和技术状态文件相关的工作,并具体分析了形成的文件与技术状态文件的关系。该项目的应用效果表明,各阶段技术状态基线和文件的建立、确认、清理、总结等工作,有助于提高航天器技术状态管理的规范性和有效性。     

月球南极着陆区关键特性分析

与月球中低纬度着陆区不同,月球南极地区地形地貌条件较为恶劣,太阳高度角低,对地可见与不可见周期较长,这些关键特性都对南极着陆探测任务提出了挑战。文章结合国内外已开展的研究工作,对南极地区的光照条件、对地可见、地形地貌等方面进行了分析和总结,得到了上述关键特性的规律。南极地区不存在永久光照区,但存在一些几百米尺度的4~9个月的准连续光照区,着陆器的光照条件与着陆器高度密切关联;南极地区光照条件和对地可见受地形影响较大;在50m基线情况下,备选着陆区域平均坡度比较平缓(0°~5°);着陆器尺度5m基线情况下,不同备选着陆区域平均坡度相差较大,最大平均坡度可以达到25°。根据上述分析,对我国开展月球南极探测的任务规划和探测器系统设计提出了建议,主要包括着陆区的选择及探测器主要功能组成等。     

美军天基通用数据链及发展

现代战争的作战样式已经发展到由指挥控制系统、侦察监视系统、联合火力打击系统等各种系统构成的作战体系的对抗.而这种体系对抗的胜负是取决于所有参战武器装备所构成的体系的整体作战效能.这就在客观上要求不同的武器系统之间实现互联、互通和互操作,各种资源被充分共享.通过数据链,可以将众多复杂的武器平台以及指挥控制平台有机地连为一体,实现战场态势共享,缩短决策时间,提高指挥控制速度及协同作战能力,发挥体系的整体作战效能.天基通用数据链(Space CDL)作为美军“作战响应空间”(ORS)计划下重点发展的关键技术之一,成功验证了成像侦察卫星的战术应用能力,并将成为美军构建多源战场情报体系的重要手段.     

国外木星系环绕飞行任务规划研究

调研了国外3项典型的木星系环绕任务(伽利略号、朱诺号和木星冰卫星探测器(JUICE)),归纳总结了行星借力飞行、利用天体摄动演化轨道、高精度导航、限制近木点高度以及利用飞越实现任务拓展等任务规划方法。最后,提出了我国木星系环绕探测任务规划的初步设想,即以木星和木卫二为主要探测目标,采用金星-地球-地球的地木转移借力序列,以及基于木卫二、木卫三和木卫四借力方式开展木星系探测任务规划,实现飞掠、环绕和穿透多种方式的木星系探测任务。     

一种新的无人机运动目标测速技术

为了满足无人机对运动目标的测速需求,提出一种基于机载光电侦察平台的目标测速算法。建立包括飞机速度、飞机姿态角速率、摄像机指向角速率等15个变量的测速数学模型,并分析测速误差的形成,推导了误差计算公式。仿真结果表明,在无人机目标测速过程中,角速率测量误差对目标测速精度影响较大,尤其是飞机的俯仰角速率误差、横滚角速率误差、摄像机的高低角速率误差对测速精度的影响更为明显,这为提高目标测速精度指明了方向。     

压力对膜盒式端面密封平衡直径的影响

膜盒式端面密封在低温液体火箭发动机涡轮泵中有着广泛的应用,作为直接影响密封工作稳定性及涡轮泵工作可靠性的重要参数,端面比压、膜盒平衡直径等如何选取一直是密封设计的重要工作。以某型低温液体火箭发动机涡轮泵的膜盒式端面密封为研究对象,研究压缩量、工作压力对膜盒应力分布、平衡直径、载荷系数和端面比压的影响。应用有限元法建立了膜盒应力分析模型,得到了不同压缩量和充压压力下膜盒的应力分布和端面压紧力,分析膜盒平衡直径随压力增大而显著下降的机理。结合理论分析,开展比压测量装置设计和测量,验证数值仿真得出的规律,并发现现有产品的实际平衡直径比理论计算要小。最后基于仿真和测试结果对现有端面密封方案进行改进,通过台架运转试验验证仿真、测量以及改进方案的准确性,为低温液体火箭发动机涡轮泵用密封端面比压的选取提供了更为合理可行的方法。     

环火星自主导航系统设计及参数优化研究

当前火星探测器环绕段的导航信息主要依赖地面深空探测网提供,基于光学成像的导航方式尚不能提供较高的导航精度。因此提出一种应用相对测量的探测器实现火星环绕段的自主导航。两颗编队飞行的探测器进行相对测量,观测信息为探测器之间的相对视线矢量(LOS)。同时利用主星的星敏感器确定星体在惯性空间的姿态,将观测信息转换至惯性系下获得简化的观测方程,使用扩展卡尔曼滤波器(EKF)对卫星的轨道进行确定。介绍了具体导航方案的实现方法和技术细节,使用粒子群优化方法(PSO)对模型设计的相关参数进行优化,导航精度得到明显提高。实现位置确定精度10 m,速度确定精度0.01 m/s。为设计最优的编队导航系统参数提供了有效思路。